Реактивне сопло турбореактивного двигуна

1 Реаісгивне сопло турбореаісгивного двигуна, встановленого на надзвуковому літаку, що включає розташований в зовнішньому обтічнику канал відведення вихлопних газів, по якому при роботі двигуна витікає газовий струмінь, декілька гарячих поворотних щитків, що монтуються в нижньому КІНЦІ каналу, декілька холодних поворотних щитків, що монтуються в нижньому КІНЦІ обтічника, механізм реверса тяги з двома ідентичними поворотними стулками, що монтуються нижче за канал відведення з одного і іншого боку відносно аксіальної площини симетрії, які можуть займати або активну позицію, тобто реверсування тяги, утворюючи виступ упоперек газового струменя, нижче за щитки, і відхиляючи цей струмінь уперед, або неактивну, тобто прямоточну позицію, утворюючи продовження холодних щитків, засоби управління гарячими і холодними щитками ВІДПОВІДНО до можливих конфігурацій при польоті і засоби управління стулками з неактивної позиції в 4 Сопло за будь-яким з пп 1-3, яке відрізняється тим, що обидві стулки мають шарнірне з'єднання з кінцями двох пар бічних опорних важелів і з кінцями щонайменше однієї пари силових циліндрів, причому важелі кожної важільної пари і силові циліндри кожної пари силових циліндрів розташовані симетрично відносно аксіальної площини симетрії і мають шарнірне з'єднання на іншому КІНЦІ З нерухомою конструкцією, і силові циліндри є засобами управління стулками 5 Сопло за п 4, яке відрізняється тим, що засоби для розсунення стулок при ЗЛІТНІЙ конфігурації включають силовий циліндр, вміщений між важелями важільної пари 6 Сопло за пп 4 або 5, яке відрізняється тим, що обидва важелі опорної важільної пари сполучені між собою за допомогою зубчатих секторів для забезпечення симетричного зміщення шарнірних осей стулок на вказаних важелях відносно аксіальної площини симетрії 7 Сопло за будь-яким з пп 4-6, яке відрізняється тим, що силові циліндри виконані з можливістю асиметричної дії один відносно іншого при ЗЛІТНІЙ конфігурації Винахід стосується реактивного сопла турбореактивного двигуна, встановленого на надзвуковому цивільному літаку, з вбудованим механізмом реверсу тяги Або точніше, винахід стосується реактивного сопла турбореактивного двигуна, встановленого на надзвуковому літаку, що включає розташова ний в зовнішньому обтічнику канал відведення вихлопних газів, по якому при роботі двигуна витікає газовий струмінь, декілька гарячих поворотних щитків, що монтують в нижньому КІНЦІ каналу, декілька холодних поворотних щитків, що монтують в нижньому КІНЦІ обтічнику, механізм реверсу тяги з двома ідентичними поворотними стулками, що активну позицію або, навпаки, з активної позиції в неактивну позицію, яке відрізняється тим, що включає також засоби для розсування двох стулок відносно аксіальної площини симетрії при ЗЛІТНІЙ конфігурації 2 Сопло за п 1, яке відрізняється тим, що холодні щитки встановлені з можливістю приведення їх в дію при ЗЛІТНІЙ і маршовій конфігураціях 3 Сопло за п 2, яке відрізняється тим, що холодні щитки приєднані до гарячих щитків за допомогою ПОВІДКІВ О 1^ (О 46171 монтують нижче за канал відведення з однієї і іншої сторони відносно аксіальної площини симетрії, які можуть займати або активну позицію, тобто реверсування тяги, утворюючи виступ упоперек газового струменя, нижче за щитки, і відхиляючи цей струмінь вперед, або неактивну, тобто позицію прямої тяги, виявляючи собою продовження холодних щитків, засоби управління гарячими і холодними щитками ВІДПОВІДНО до можливих конфігурацій при польоті і засоби управління стулками з неактивної позиції в активну або, навпаки, з активної позиції на активну У такому соплі стулки монтуються по окремості на нерухомій конструкції таким чином, що вони можуть повертатися навколо поперечної осі поруч з аксіальною площиною симетрії, регулюючи перетин на виході відпрацьованих газів двигуна в залежності від можливого режиму польоту Проте, цей перетин змінюється тільки в незначних межах У патенті ЕР 0 761 941 АІ, що був опублікований 12 03 1997 р і який вважається прототипом, описаний турбовентиляторний двигун із зниженим рівнем шуму, -який обладнаний пристроєм реверсу тяги зі стулками, але технічний рівень розкритий в зазначеному вище патенті не відповідає встановленим нормам шуму Норми шуму по сусідству з цивільними аеродромами викликають необхідність знижувати швидкість викиду газів, зокрема в режимі зльоту Ці норми вимагають вживання спеціальних заходів, оскільки мають місце значні викиди газу в режимі зльоту, і двигун в цей момент працює на повних обертах Згідно З винаходом ця задача вирішується завдяки тому, що в соплі передбачені засоби для розсування стулок відносно аксіальної площини симетрії при ЗЛІТНІЙ конфігурації - холодні щитки прив'язані до гарячих щитків за допомогою ПОВІДКІВ, - обидві стулки мають шарнірне з'єднання з кінцями двох бічних пар опорних важелів і з кінцями щонайменше пари силових циліндрів, причому важелі кожної пари важелів і силові циліндри кожної пари силових циліндрів розташовані симетрично відносно аксіальної площини симетрії і мають шарнірне з'єднання на іншому КІНЦІ З нерухомою конструкцією, крім того, силові циліндри служать для управління стулками, - засоби для розсування стулок при ЗЛІТНІЙ конфігурації включають силовий циліндр, вміщений між важелями пари важелів, - два важелі важільної пари пов'язані між собою за допомогою зубчатих секторів, що забезпечує симетричне переміщення шарнірних осей стулок на важелях відносно аксіальної площини симетрії, - силові циліндри, що служать засобами управління стулками, можуть бути задіяні асиметрично один відносно іншого при ЗЛІТНІЙ конфігурації з метою незначного відхилення струменя газів, що викидаються Інші переваги і характеристики винаходу викладені в подальшому описі, який дається як приклад з посиланнями на наступні креслення фіг 1 представляє в розрізі у вертикальній площині симетрії реактивне газове сопло турборе активного двигуна, встановленого на надзвуковому літаку, при маршовій конфігурації, згідно з даним винаходом, фіг 2 представляє в збільшеному масштабі задню частину сопла згідно з фіг 1 і положення щитків при маршовій конфігурації, фіг 3 представляє в розрізі у вертикальній площині симетрії сопло згідно з фіг 1 при ЗЛІТНІЙ конфігурації, фіг 4 представляє в збільшеному масштабі задню частину сопла і положення щитків при ЗЛІТНІЙ конфігурації, фіг 5 представляє в розрізі у вертикальній площині симетрії сопло згідно з фіг 1 при конфігурації реверсування тяги, фіг 6 представляє в збільшеному масштабі задню частину сопла при конфігурації реверсування тяги, фіг 7, подібна фіг 4, представляє положення щитків і керуючих силових циліндрів при ЗЛІТНІЙ конфігурації з відхиленням газів, що викидаються На кресленнях представлене реактивне газове сопло 1 двовального двоконтурного турбореактивного двигуна, встановленого на надзвуковому цивільному літаку З турбіни 2 турбореактивного двигуна поступає гарячий потік Fc в кільцевий простір 3 навколо конуса 4 турбіни 2 Холодний потік Ff поступає по кільцевому каналу 5 навколо зовнішнього картера 6 турбіни 2 Кільцевий канал 5 обмежений зовні внутрішньою стінкою 7, яка тягнеться в напрямі закінчення газу за кінець конуса 4 Внутрішня стінка 7 становить частину кільцевої нерухомої конструкції 8, яку зовні обмежує обтічник 9 аеродинамічного профілю Внутрішня стінка 7 нерухомої конструкції 8 обмежує внутрішню циліндричну камеру 11, вісь обертання 12 якої співпадає з віссю турбореактивного двигуна, в цій камері змішуються гарячий потік Fc, що поступає з турбіни, з холодним потоком Ff, що поступає по кільцевому каналу 5, причому це змішування здійснюється за допомогою лопатевого змішувача 13, зображеного на фіг 3 (на фіг 1 лопатки знаходяться в прибраному положенні) Отримана газова суміш може бути збагачена за рахунок подачі пального з колектора паливних форсунок і додаткового згоряння у внутрішній камері 11 для збільшення тяги турбореактивного двигуна, зокрема, в режимі зльоту Гарячі щитки 14 монтуються шарнірним з'єднанням на нижньому КІНЦІ 15 внутрішньої стінки 7, а холодні щитки 16 монтуються шарнірним з'єднанням на нижньому КІНЦІ 17 обтічника 9, причому нижні КІНЦІ 15 і 17 знаходяться в одній і тій же поперечній площині, перпендикулярній осі 12 Холодні ЩИТКИ 16 прив'язані до гарячих щитків 14 за допомогою ПОВІДКІВ 18 Гарячі щитки 14 сполучені з керуючим кільцем 19 за допомогою ПОВІДКІВ 20 Керуюче кільце 19 розташоване в кільцевому проміжку, передбаченому між внутрішньою стінкою 7 і обтічником 9, і переміщається паралельно осі 12 за допомогою декількох синхронно працюючих силових циліндрів 21, що монтуються па нерухомій конструкції 8 Зміна положення холодних щитків 16 підпорядковується ЗМІНІ положення гарячих щитків 14 46171 завдяки повідкам 18, а гарячі щитки 14 приводяться в дію силовими циліндрами 21 в залежності від режиму польоту від положення максимального звуження при маршовій конфігурації, представленій на фіг 1 і 2, до майже циліндричного положення при ЗЛІТНІЙ і посадочній конфігураціях, представлених на фіг 3-7 При конфігурації в маршовому режимі, як це показане на фіг 1 і 2, холодні щитки 16 злегка звужені і розташовані протягом кінцевої частини обтічника 9 При цій конфігурації холодні щитки 16 утворять відносно осі обертання 12 кут, що не перевищує 6° При інших конфігураціях холодні щитки 16 відхиляються назовні Нижче гарячих щитків 14 і холодних щитків 16 передбачений механізм реверсування тяги ЗО Цей механізм ЗО включає дві ідентичні стулки 31 і 32, симетрично розташовані відносно горизонтальної площини, що проходить по осі обертання 12 і перпендикулярної плану фіг 1-7 Стулки 31 і 32 монтуються на нерухомій конструкції 8 за допомогою двох важільних пар 33, 34 і двох пар керуючих силових циліндрів 35, 36, причому кожна важільна пара і кожна пара силових циліндрів розташовані збоку зовні стулок 31 і 32 і всередині бічного продовження нерухомої конструкції 8 Або точніше, верхня стулка 31 монтується шарнірним з'єднанням на нижньому КІНЦІ 37 верхньої важільної пари 33, верхній кінець 38 якої кріпиться на нерухомій конструкції 8, і має шарнірне з'єднання з вільними кінцями 39 стержнів 40 верхньої пари керуючих силових циліндрів 35, які, в свою чергу, кріпляться в 41 до нерухомої конструкції 8 Нижня стулка 32 монтується ідентичним способом на двох нижніх керуючих важелях 34 і двох нижніх силових циліндрах 36 Важелі 33 і 34 важільної пари мають зубчаті сектори 43, 44 з центром в 38, які входять в зчеплення між собою і забезпечують симетричність зміщення осей повороту 37 обох стулок 31 і 32 відносно аксіальної площини симетрії Силовий циліндр 50 вміщується між двома важелями 33 і 34 важільної пари Циліндрична оболонка 51 цього силового циліндра 50 має шарнірне з'єднання в точці 52 з нижнім важелем 34, а його стержень 53 має шарнірне з'єднання в точці 54 з верхнім важелем 33, причому точки 52 і 54 симетричні відносно аксіальної площини симетрії стулок 31 і 32 Кожна зі стулок 31, 32 має форму дуги трикутного перетину, обмежену внутрішньою стінкою 61, зовнішньою стінкою 62 і передньою стінкою 63 При маршовій конфігурації, представленій на фіг 1 і 2, зовнішня стінка 62 розташовується протягом холодних щитків 16 і утворить з віссю обертання 12 кут в 6° Холодні ЩИТКИ 16 мають протяжність назад, що перевищує точно в два рази довжину гарячих щитків 14 Вхідний перетин стулок 31 і 32, обмежений з'єднанням внутрішніх стінок 61 з передніми стінками 63, більше вихідного перетину гарячих щитків 14 Внутрішні стінки 61 утворять сопло, що вужчає при маршовій конфігурації При цій конфігурації силовий циліндр 50 і керуючі силові циліндри 35 і 36 засунуті всередину При ЗЛІТНІЙ конфігурації, представленій на фіг 3 і 4, силовий циліндр 50 висунутий, а керуючі силові циліндри 35 і 36 усунуті всередину Крім того, гарячі щитки 14 розташовані в одну ЛІНІЮ З внутрішньою стінкою 7 Шарнірні осі 37 важелів 35 і 36 і шарнірних осей 39 керуючих силових циліндрів 35 і 36 на стулках 31 і 32 при ЗЛІТНІЙ конфігурації розташовані таким чином, що внутрішні стінки 61 стулок 31 і 32 також є продовженням внутрішньої стінки 7 нерухомої конструкції 8 Холодні щитки 16 займають розсунуте положення і ідеально забезпечують аеродинамічну форму обтічника 9 із зовнішньою стінкою 62 стулок 31 і 32 Виходячи із злітної конфігурації згідно з фіг 3 і 4, можна дещо більше засунути нижній керуючий силовий циліндр 36 і злегка висунути верхній стержень керуючого силового циліндра 35, щоб нахилити внутрішні стінки 61 стулок 31 і 32 приблизно на 5° відносно осі обертання 12, як це представлене на фіг 7 Завдяки такому розташуванню газовий струмінь під час зльоту направлений до землі під нахилом 5° Така конфігурація дозволяє в основному зменшити поверхні кіля і руля літака, задані на випадок аварії двигуна крила в режимі зльоту Призначенням стулок 31 і 32 є здійснення функції реверсування тяги при посадці Для цього обидві стулки 31 і 32 можуть повертатися навколо шарнірних осей 37 висуненням стержнів керуючих циліндрів 35 і 36, причому вертикальні силові циліндри 50 засунуті При такій конфігурації реверсування тяги, представленій на фіг 5 і 6, внутрішні стінки 61 обох стулок 31 і 32 зсуваються в аксіальній площині симетрії і відхиляють газовий струмінь, що поступає з камери 11, уперед і назовні, що забезпечує гальмування літака, через бічні отвори 70 і 71, які відкриваються між холодними щитками 16 і стулками 31 і 32 При такій конфігурації гарячі щитки 14 утворять продовження внутрішньої стінки 7 нерухомої конструкції 8, а холодні щитки 16 розсунуті 46171 ФІГ.1 Фіг 5 Фіг.2 Фіг.З Фіг.6 ФІг.7 46171 10 ДП «Український інститут промислової власності» (Укрпатент) вул Сім'ї Хохлових, 15, м Київ, 04119, Україна (044) 456 - 20 - 90 ТОВ "Міжнародний науковий комітет" вул Артема, 77, м Київ, 04050, Україна (044)216-32-71